CA2696712C

CA2696712C - Nacelle equipped with at least one excess pressure flap

Info

Publication number: CA2696712C
Application number: CA2696712A
Authority: CA
Inventors: Xavier Raymond Yves Lore; Pascal-Marie Paul Marcel Soulier; Aurelie De Sorbay; Thierry Jacques Albert Le Docte
Original assignee: Aircelle SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS
Priority date: 2007-08-20
Filing date: 2008-08-05
Publication date: 2014-10-28
Anticipated expiration: 2028-08-05
Also published as: RU2010109791A; BRPI0813605A2; ES2362558T3; CN101772454B; CA2696779C; RU2475418C2; US8480355B2; FR2920134B1; WO2009047399A1; DE602008005749D1; CA2696779A1; FR2920134A1; BRPI0814918A2; ATE508941T1; EP2178754A1; CA2696712A1; CN101778761A; RU2010109772A; ATE502849T1; EP2178754B1

Abstract

The present invention relates to a jet engine nacelle (1), of the type comprising an aft section forming an external structure (2) which, together with a concentric internal structure (4) comprising an internal panel (10) intended to surround a down-stream portion of the jet engine, defines an annular flow duct for a so-called secondary stream (3), characterized in that exhaust means (11) are formed in the internal panel such that any unwanted excess pressure is discharged into the annular duct.

Description

Nacelle équipée d'au moins une trappe de surpression L'invention se rapporte à une nacelle de moteur à réaction pour un avion.
Un avion est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent notamment un système mécanique d'actionnement d'inverseurs de poussée.
Une nacelle présente généralement une structure tubulaire comprenant une entrée d'air en avant du turboréacteur, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur, une section arrière abritant des moyens d'inversion de poussée et destinée à entourer la chambre de combustion du turboréacteur, et est généralement terminée par une tuyère d'éjection dont la sortie est située en aval du turboréacteur.
Les nacelles modernes sont souvent destinées à abriter un turboréacteur double flux apte à générer par l'intermédiaire des pâles de la soufflante en rotation un flux d'air chaud (également appelé flux primaire) issu de la chambre de combustion du turboréacteur.
Une nacelle présente généralement une structure externe, dite Outer Fixed Structure (OFS), qui définit, avec une structure interne concentrique, dite Inner Fixed Structure (IFS), comportant un panneau interne entourant la structure du turboréacteur proprement dite en arrière de la soufflante, un canal annulaire d'écoulement, encore appelé veine, visant à
canaliser un flux d'air froid, dit secondaire, qui circule à l'extérieur du turboréacteur. Les flux primaire et secondaire sont éjectés du turboréacteur par l'arrière de la nacelle.
Certains équipements du turboréacteur conduisent des fluides fortement pressurisés. En cas de rupture intempestive des ces équipements, le panneau interne est soumis à une forte surpression qui peut conduire jusqu'à
la destruction d'une partie dudit panneau et/ou du matériel logé dans cet environnement. Pour éviter cette destruction, il est communément admis d'installer une ou plusieurs trappes de surpression en partie arrière du panneau interne de la structure externe, à la sortie du canal annulaire, le débit de gaz Nacelle equipped with at least one pressure relief hatch The invention relates to a jet engine nacelle for a plane.
An airplane is driven by several turbojet engines each housed in a nacelle also housing a set of actuating devices annexes related to its operation and performing various functions when the turbojet engine is in operation or stationary. These devices actuation annexes include a mechanical actuation system thrust reversers.
A nacelle generally has a tubular structure comprising an air inlet in front of the turbojet, a median section intended to surround a blower of the turbojet, a rear section sheltering means of thrust reversal and intended to surround the chamber of combustion of the turbojet, and is generally terminated by a nozzle ejection whose output is located downstream of the turbojet engine.
Modern nacelles are often intended to house a double flow turbojet engine capable of generating via the blades of the rotating fan a flow of hot air (also called primary flow) from of the combustion chamber of the turbojet engine.
A nacelle generally has an external structure, called Outer Fixed Structure (OFS), which defines, with an internal structure concentric, called Inner Fixed Structure (IFS), with an internal panel surrounding the turbojet engine structure proper behind the fan, an annular flow channel, also called a vein, aimed at channel a cold air flow, called secondary, which circulates outside the turbojet. The primary and secondary flows are ejected from the turbojet engine by the back of the basket.
Some turbojet equipment conducts fluids heavily pressurized. In case of accidental breakage of these equipment, the internal panel is subjected to a strong overpressure that can lead up to the destruction of a part of said panel and / or equipment housed in this environment. To avoid this destruction, it is generally accepted to install one or more booster hatches at the rear of the sign internal structure of the external structure, at the outlet of the annular channel, the flow of gas

2 constitutif de la surpression étant alors théoriquement évacué directement vers l'extérieur de la nacelle.
Néanmoins, le débit de gaz généré par l'explosion produite dans le compartiment du turboréacteur ne peut être expulsé qu'après avoir parcouru tout le trajet jusqu'à la trappe de surpression la plus proche. Or, il a été
constaté en pratique que cet éloignement avait pour effet de limiter grandement l'intérêt de l'intégration de telles trappes de surpression, dans la mesure où
la structure et/ou les équipements ont pu souffrir avant que la surpression ne soit évacuée. Dans certains cas, il a même été constaté que ces trappes de surpression ne jouaient aucun rôle.
Du document US 4,825,644, il est connu de ménager des moyens d'échappement dans le panneau interne, ces moyens d'échappement comprenant au moins une trappe de surpression équipée de moyens d'écartement permettant de garantir un débit minimal d'évacuation vers l'extérieur en cas de surpression intempestive, lesdits moyens d'écartement étant réalisés à l'aide d'au moins une béquille équipée de moyens de blocage conçus pour bloquer ladite béquille dans sa position d'écartement en cas de surpression nécessitant l'ouverture de la trappe de surpression. De ce fait, la surpression intempestive se produisant dans le compartiment du turboréacteur est immédiatement évacuée à l'intérieur du canal annulaire par le biais des moyens d'échappement, et ne peut par conséquent provoquer la destruction du panneau interne et/ou du matériel environnant.
La présente invention a pour objet de proposer une solution alternative, et consiste pour cela en une nacelle pour turboréacteur, du type comportant une section arrière constitutive d'une structure externe qui définit, avec une structure interne concentrique comportant un panneau interne destiné à entourer une partie aval du turboréacteur, un canal annulaire d'écoulement d'un flux dit secondaire, ladite nacelle comportant des moyens d'échappement ménagés dans le panneau interne et comprenant au moins une trappe de surpression équipée de moyens d'écartement permettant de garantir un débit minimal d'évacuation vers l'extérieur en cas de surpression intempestive, lesdits moyens d'écartement étant réalisés à l'aide d'au moins une béquille équipée de moyens de blocage conçus pour bloquer ladite béquille dans sa position d'écartement en cas de surpression nécessitant l'ouverture de la trappe de surpression, caractérisée en ce que la béquille comprend une enveloppe creuse dans laquelle peut coulisser une tige, ladite 2 constituent of the overpressure being then theoretically evacuated directly towards the outside of the basket.
Nevertheless, the gas flow generated by the explosion produced in the turbojet compartment can only be expelled after traveling all the way to the nearest overpressure trap. It has been in practice that this removal had the effect of limiting greatly the interest of the integration of such overpressure traps, insofar as the structure and / or equipment could have suffered before overpressure is evacuated. In some cases, it has even been found that these traps overpressure did not play any role.
From document US 4,825,644, it is known to provide means exhaust in the inner panel, these exhaust means comprising at least one overpressure trap equipped with means spacing to ensure a minimum evacuation rate to outside in case of overpressure, said spacing means being made using at least one stand equipped with locking means designed to lock said stand in its position of separation in case of overpressure requiring the opening of the overpressure trap. Thereby, the inadvertent overpressure occurring in the turbojet compartment is immediately evacuated inside the annular channel through the means of escape, and therefore can not cause the destruction of the internal panel and / or surrounding material.
The present invention aims to propose a solution alternative, and consists for that in a nacelle for turbojet, of the type having a rear section constituting an external structure which defines, with a concentric inner structure having an inner panel intended to surround a downstream part of the turbojet, an annular channel flow of a flow said secondary, said nacelle comprising means in the inner panel and comprising at least one overpressure trap equipped with spacer means to guarantee a minimum discharge to the outside in case of overpressure inadvertently, said spacing means being made with the aid of at least a stand equipped with locking means designed to block said crutch in its position of separation in case of overpressure requiring the opening of the overpressure hatch, characterized in that the crutch comprises a hollow envelope in which a rod can slide, said

3 enveloppe présentant une extrémité fixée dans la trappe de surpression et ladite tige présentant une extrémité fixée dans le panneau interne, et en ce que les moyens de blocage sont réalisés à l'aide, d'une part, d'un doigt de blocage logé dans l'enveloppe et présentant une première extrémité montée pivotante autour d'un axe au niveau de l'extrémité de l'enveloppe fixée dans la trappe de surpression et une seconde extrémité logée dans une cavité ménagée dans la tige, et d'autre part, des moyens de renvoi élastiques conçus de manière à
désaxer longitudinalement ledit doigt de blocage par rapport à la cavité de la tige lorsque cette dernière a coulissé dans l'enveloppe, empêchant ainsi son retour en arrière.
Avantageusement, les moyens d'échappement sont positionnés à
l'avant du panneau interne.
Il doit être bien compris qu'une autre solution pour pallier le risque potentiel de re-fermeture peut également consister dans l'intégration de moyens permettant de freiner le mouvement de re-fermeture de la trappe de surpression, de sorte que cette dernière puisse trouver son point d'équilibre.
Ainsi, dans une nacelle selon l'invention, la localisation de la ou des trappe(s) de surpression peut être choisie au plus près des équipements du turboréacteur susceptibles de créer la plus forte surpression, de sorte que cette ou ces trappe(s) de surpression soient capables d'évacuer cette surpression sans solliciter la raideur du panneau interne de la structure interne.
En effet, l'originalité de l'invention est de profiter de la surpression locale très importante à proximité de l'endroit de l'éclatement pour favoriser l'ouverture immédiate des moyens d'échappement, ce qui pemet en définitive une expulsion quasi-instantanée des gaz générés par l'explosion. Le risque d'endommagement du panneau interne et/ou du matériel environnant est par conséquent considérablement réduit.
Les avantages immédiats d'une telle installation sont un gain en masse et coût puisque, le panneau interne de la structure interne n'étant plus sollicité par d'éventuelles surpressions intempestives, il n'est plus nécessaire de le dimensionner afin qu'il puisse résister à de telles sollicitations. De plus, les avionneurs ont plus de liberté quant au choix de la localisation de la ou des trappe(s) de surpression le long du canal annulaire.
Etant donné la position de ces moyens d'échappement, une nacelle selon l'invention comprend de préférence des moyens de détection conçus de 3 envelope having an end fixed in the overpressure trap and said rod having an end fixed in the inner panel, and in that than the locking means are made using, on the one hand, a finger of blocking housed in the casing and having a first pivotally mounted end around an axis at the end of the envelope fixed in the trap of overpressure and a second end housed in a cavity in the rod, and secondly, elastic return means designed so as to longitudinally offset said locking finger relative to the cavity of the stem when it has slipped into the envelope, thus preventing its go back.
Advantageously, the exhaust means are positioned at the front of the inner panel.
It must be understood that another solution to mitigate the risk potential for re-closure can also consist in the integration of means to slow down the re-closing movement of the trap door.
overpressure, so that the latter can find its point of balance.
Thus, in a nacelle according to the invention, the location of the trap (s) of pressure can be chosen closer to the equipment of the turbofan capable of creating the strongest overpressure, so that this or these hatches (s) of overpressure are able to evacuate this overpressure without soliciting the stiffness of the internal panel of the internal structure.
Indeed, the originality of the invention is to take advantage of the overpressure local very important near the place of the burst to favor the immediate opening of the exhaust means, which ultimately allows an almost instantaneous expulsion of the gases generated by the explosion. The risk damage to the inner panel and / or the surrounding material is by therefore greatly reduced.
The immediate benefits of such an installation are a gain in mass and cost since the internal panel of the internal structure is no longer solicited by possible excessive pressure, it is no longer necessary to size it so that it can withstand such demands. Of more, aircraft manufacturers have more freedom in choosing the location of the aircraft or of the trap (s) of overpressure along the annular channel.
Given the position of these exhaust means, a nacelle according to the invention preferably comprises detection means designed to

4 manière à rendre visibles depuis l'extérieur l'actionnement des moyens d'échappement.
Avantageusement, les moyens de détection comprennent un système de commande dont le déclenchement est conditionné par l'activation des moyens d'échappement.
Avantageusement encore, le système de commande est relié à au moins un organe mécanique de visualisation externe par l'intermédiaire de moyens de transmission.
Préférentiellement, le système de commande comprend une gâchette précontrainte, reliée aux moyens de transmission, dont la libération est conditionnée par la mise en action des moyens d'échappement.
La présente invention se rapporte également à un aéronef comprenant au moins une nacelle selon l'invention.
La mise en ceuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé
dans lequel :
La figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'une nacelle selon l'invention à l'état de fermeture ;
Les figures 2 et 3 sont des vues schématiques partielles en perspective du panneau interne d'une nacelle selon le mode de réalisation préféré de l'invention lorsque la trappe de surpression est déployée ;
La figure 4 est une vue en perspective de la trappe de surpression selon l'invention ;
La figure 5 est une vue partielle en coupe longitudinale de la béquille au repos de la trappe de suppression représentée à la figure 4;
La figure 6 est une vue partielle en coupe longitudinale de la béquille déployée de la trappe de suppression représentée à la figure 4;
La figure 7 est une vue schématique partielle de la nacelle représentée à la figure 2, équipée des moyens de détection.
Une nacelle d'un aéronef 1 selon l'invention, telle que représentée à la figure 1, comprend de manière connue en soi une structure externe 2, dite OFS, qui définit un canal annulaire 3 d'écoulement avec une structure interne concentrique, dite IFS, entourant la structure du turboréacteur (non représenté) en arrière d'une soufflante 5.
Plus précisément, cette structure externe 2 se décompose en une section avant 6 d'entrée d'air, une section médiane 7 destinée à entourer la soufflante 5, et une section arrière 8 formée généralement d'au moins deux demi-coquilles.
La structure interne 4 comporte un panneau interne 10 qui entoure une partie aval du turboréacteur. Comme représenté aux figures 2 et 3, des 4 in order to make visible from the outside the actuation of the means exhaust.
Advantageously, the detection means comprise a control system whose triggering is conditioned by the activation exhaust means.
Advantageously, the control system is connected to the minus a mechanical external visualization device via means of transmission.
Preferably, the control system comprises a trigger prestressed, connected to the means of transmission, whose release is conditioned by the actuation of the exhaust means.
The present invention also relates to an aircraft comprising at least one nacelle according to the invention.
The implementation of the invention will be better understood by means of the detailed description which is set out below with reference to the attached drawing in which :
FIG. 1 is a schematic view in longitudinal section of a nacelle according to the invention in the closed state;
Figures 2 and 3 are partial schematic views of perspective of the inner panel of a nacelle according to the embodiment preferred embodiment of the invention when the overpressure trap is deployed;
FIG. 4 is a perspective view of the pressure relief hatch according to the invention;
FIG. 5 is a partial view in longitudinal section of the stand at rest of the suppression hatch shown in Figure 4;
FIG. 6 is a partial view in longitudinal section of the deployed crutch of the suppression flap shown in Figure 4;
Figure 7 is a partial schematic view of the nacelle represented in FIG. 2, equipped with detection means.
A nacelle of an aircraft 1 according to the invention, as shown in FIG. 1, comprises, in a manner known per se, an external structure 2, referred to as OFS, which defines an annular flow channel 3 with an internal structure concentric, called IFS, surrounding the structure of the turbojet engine (no represent) behind a blower 5.
More precisely, this external structure 2 is broken down into a front section 6 of air intake, a middle section 7 intended to surround the blower 5, and a rear section 8 generally formed of at least two half-shells.
The internal structure 4 comprises an inner panel 10 which surrounds a downstream part of the turbojet. As shown in Figures 2 and 3,

5 moyens d'échappements 11 sont ménagés dans ce panneau interne 10 afin que toute surpression intempestive survenant dans le compartiment du turboréacteur soit évacuée dans le canal annulaire 3.
Ces moyens d'échappement 11 sont préférentiellement positionnés à l'avant du panneau interne 10, de manière à être situé au plus près des zones sensibles dans lesquelles des surpressions peuvent intervenir du fait d'une explosion dans le compartiment du turboréacteur. Ces moyens d'échappement 11 comprennent au moins une trappe de surpression 12 équipée d'une béquille 13. La trappe de surpression 12 est rattachée au panneau interne 10, et est montée pivotante autour de ce dernier par l'intermédiaire d'un jeu de charnières 9.
Une nacelle selon l'invention est représentée plus spécifiquement aux figures 4 à 6.
La béquille 13 de la trappe de surpression 12 comprend une enveloppe 14 creuse cylindrique dans laquelle peut coulisser une tige 15.
Cette enveloppe 14 présente une extrémité 16 montée pivotante autour d'un axe 33 dans une platine de fixation 31 rattachée à la trappe de surpression 12, et la tige 15 prolongeant l'enveloppe 14 présente une extrémité 17 montée pivotante dans un plot de fixation 32 rattaché au panneau interne 10 de la structure interne 4.
Plus précisément, et comme représenté aux figures 5 et 6, un doigt de blocage 120 est logé dans l'enveloppe 14, et est disposé entre l'extrémité
16 de cette dernière et la tige 15. Plus précisément, ce doigt de blocage 120 présente une première extrémité 121 montée pivotante autour de l'axe 33 au niveau de l'extrémité 16 de l'enveloppe 14, et une seconde extrémité 123 logée dans une cavité 124 ménagée dans la tige 15.
De plus, des moyens de renvois élastiques sont réalisés sous la forme d'au moins un ressort de compression 122. Ce dernier est disposé
transversalement au doigt de blocage 120 au niveau de l'extrémité 16 de l'enveloppe 14, et présente une première extrémité 125 en appui contre la face interne de la surface latérale 30 de l'enveloppe 14, et une seconde extrémité 5 means of escape 11 are formed in this inner panel 10 so unintentional excess pressure occurring in the compartment of the turbojet engine is evacuated in the annular channel 3.
These exhaust means 11 are preferably positioned at the front of the inner panel 10, so as to be located closer to sensitive areas in which overpressures may occur as a result of an explosion in the turbojet engine compartment. These means exhaust 11 comprise at least one overpressure hatch 12 equipped with a stand 13. The overpressure hatch 12 is attached to the internal panel 10, and is pivotally mounted around the latter by through a set of hinges 9.
A nacelle according to the invention is represented more specifically in Figures 4 to 6.
The crutch 13 of the overpressure trap 12 comprises a hollow cylindrical shell 14 in which a rod 15 can slide.
This casing 14 has an end 16 pivotally mounted about an axis 33 in a mounting plate 31 attached to the overpressure trap 12, and the rod 15 extending the casing 14 has a pivotable end 17 in a fastening stud 32 attached to the inner panel 10 of the structure internal 4.
More specifically, and as shown in FIGS. 5 and 6, a finger 120 is housed in the casing 14, and is disposed between the end 16 of the latter and the rod 15. More specifically, this blocking finger 120 has a first end 121 pivotally mounted about the axis 33 to level of the end 16 of the casing 14, and a second end 123 housed in a cavity 124 formed in the rod 15.
In addition, elastic return means are made under the at least one compression spring 122. The latter is arranged transversely to the locking pin 120 at the end 16 of the casing 14, and has a first end 125 bearing against the face internal of the lateral surface 30 of the envelope 14, and a second end

6 126 logée dans un alésage 127 borgne transversal ménagé dans le doigt de blocage 120.
Ce faisant, lorsque la trappe de surpression 12 est en position fermée dans le prolongement du panneau interne 10 de la structure interne 4, l'enveloppe 14, le doigt de blocage 120 et la tige 15 sont coaxiaux les uns aux autres.
En revanche, en cas de surpression intempestive dans le compartiment du turboréacteur suffisante pour provoquer l'ouverture de la trappe de surpression 12, la tige 15 est amenée à coulisser dans l'enveloppe 14 comme représentée à la figure 11, et la seconde extrémité 123 du doigt de blocage 120 se retrouve extraite de la cavité 124 de la tige 15 du fait du coulissement de cette dernière en position déployée. Le ressort de compression 122 peut alors forcer la première extrémité 121 du doigt de blocage 120 à pivoter autour dudit axe 33, ce qui a pour effet de désaxer longitudinalement le doigt de blocage120 par rapport à la cavité 124 de la tige 15. Cette dernière sera donc bloquée en cas de retour en arrière puisque la seconde extrémité 123 du doigt de blocage 120 ne sera plus positionnée en regard de la cavité 124 présentée par la tige 15.
Par conséquent, ces moyens de blocage permettent de bloquer la béquille 13 dans sa position d'écartement qui a été conçue de manière à
garantir un débit minimal d'évacuation vers l'extérieur en cas de surpression intempestive.
Il est à noter que la surface latérale 30 de l'enveloppe 14 pourra présenter une ouverture 128 permettant, lors des opérations de maintenance au sol, d'atteindre le doigt de blocage 120 et de le forcer à pivoter autour de son axe 33 afin de le disposer parallèlement à l'enveloppe 14 et à la tige 15, ce qui autorisera en finalité un retour en arrière de cette dernière.
Par ailleurs, des moyens de détection 129 sont avantageusement prévus pour permettre à ou aux opérateurs de vérifier instantanément depuis l'extérieur si les moyens d'échappement 11 ont été actionnés ou non en vol.
Pour cela, ces moyens de détection 129 comprennent un système de commande dont le déclenchement est conditionné par l'activation des moyens d'échappement 11, comme représenté schématiquement à la figure 7.
Ce système de commande comprendra avantageusement une came dont le pivotement sera commandé par l'ouverture de la trappe de surpression 12. Cette came sera de préférence reliée à une gâchette pré-6 126 housed in a bore 127 transverse blind formed in the finger of blocking 120.
In doing so, when the overpressure trap 12 is in position closed in the extension of the inner panel 10 of the internal structure 4, the casing 14, the locking pin 120 and the rod 15 are coaxial with each other.
to the other.
On the other hand, in the event of an unexpected overpressure in the turbojet compartment sufficient to cause the opening of the 12, the rod 15 is slid into the envelope 14 as shown in FIG. 11, and the second end 123 of the finger of blocking 120 is found extracted from the cavity 124 of the rod 15 due to sliding of the latter in the deployed position. The spring of compression 122 can then force the first end 121 of the finger of blocking 120 to pivot about said axis 33, which has the effect of offsetting longitudinally the locking pin 120 relative to the cavity 124 of the stem 15. The latter will therefore be blocked in case of backtracking since the second end 123 of the locking pin 120 will no longer be positioned in view of the cavity 124 presented by the rod 15.
Consequently, these blocking means make it possible to block the crutch 13 in its spreading position which has been designed so as to guarantee a minimum evacuation flow to the outside in case of overpressure untimely.
It should be noted that the lateral surface 30 of the envelope 14 can have an opening 128 allowing, during maintenance operations on the ground, reach the blocking finger 120 and force it to rotate around of its axis 33 in order to arrange it parallel to the casing 14 and the rod 15, this which will ultimately allow a return to the latter.
Moreover, detection means 129 are advantageously provided to enable operators to check instantly since outside if the exhaust means 11 have been actuated or not in flight.
For this, these detection means 129 comprise a system command whose triggering is conditioned by the activation of the exhaust means 11, as shown schematically in FIG. 7.
This control system will advantageously include a cam whose pivoting will be controlled by the opening of the hatch of 12. This cam will preferably be connected to a trigger

7 contrainte, reliée à des moyens de transmission 130 rattachés à au moins un organe mécanique 131 de visualisation externe.
Plus précisément, le pivotement de la came provoquera la libération de la gâchette pré-contrainte, qui exercera alors en se détendant une traction sur les moyens de transmission avantageusement réalisés sous la forme d'un câble 130, cette traction provoquant le déploiement de l'organe mécanique réalisé de préférence sous la forme d'un dispositif 131 de type "pop-out", comme représenté en position déployée à la figure 2.
Bien que l'invention ait été décrite en liaison avec des exemples particuliers de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. 7 constraint, connected to transmission means 130 attached to at least one mechanical member 131 external display.
More precisely, the pivoting of the cam will cause the release of the prestressed trigger, which will then exert while relaxing a traction on the transmission means advantageously made under the shape of a cable 130, this traction causing the deployment of the organ mechanically preferably in the form of a device 131 of the type "pop-out" as shown in the deployed position in FIG.
Although the invention has been described in connection with examples particular realization, it is obvious that it is not at all limited and that it includes all the technical equivalents of the means described as well as their combinations if they fall within the scope of the invention.

Claims

1.- Nacelle for turbojet engine, of the type comprising a section rear part (8) constituting an external structure (2) which defines, with a structure internal (4) concentric having an inner panel (10) for surrounding a downstream part of the turbojet engine, an annular channel (3) for the flow of a flux said secondary, said nacelle comprising exhaust means (11) formed in the inner panel and comprising at least one hatch of pressure relief device (12) equipped with spacer means (13) to guarantee a minimum discharge to the outside in case of overpressure inadvertently, said spacing means being made with the aid of at least a stand (13) equipped with locking means designed to block said crutch in its position of separation in case of overpressure requiring the opening of the overpressure hatch, characterized in that the crutch comprises a shell (14) hollow in which can slide a rod (15), said casing having an end (16) fixed in the trapdoor of overpressure (12) and said rod having an end (17) fixed in the internal panel (10), and in that the locking means are made to using, on the one hand, a locking pin (120) housed in the casing (14) and having a first end (121) pivotally mounted about an axis (33) at the end (16) of the casing and a second end (123) housed in a cavity (124) formed in the rod (15), and secondly, elastic return means (122) designed to deflect longitudinally said locking finger with respect to the stem cavity when it has slipped into the envelope, preventing its return backward.

2. The nacelle according to claim 1, characterized in that the exhaust means (11) are positioned at the front of the inner panel (10).

3. Nacelle according to any one of claims 1 or 2, characterized in that it comprises detection means (129) in order to make visible from the outside the actuation of the means exhaust (11).

4. Nacelle according to claim 3, characterized in that the detection means (129) comprise a control system whose trigger is conditioned by the activation of the escape means (11).

5. Nacelle according to claim 4, characterized in that the control system is connected to at least one mechanical member (131) of external display via transmission means (130).

6. Nacelle according to claim 5, characterized in that the control system includes a preload trigger, connected to the means of transmission (130), the release of which is conditioned by the in action of the exhaust means (11).

7. Aircraft (1), characterized in that it comprises at least one nacelle according to any one of claims 1 to 6.